핵열로켓

Nuclear thermal rocket
탭오프 터보펌프를 가진 고체핵분열 핵열로켓 스케치
1967년 12월 1일: 첫 번째 지상 실험용 핵 로켓 엔진(XE) 조립품은 네바다주 자카스 플랫의 엔진 테스트 스탠드 1호에 늦은 저녁 도착하기 때문에 여기에 "콜드 플로우" 구성으로 표시됩니다. 엔진은 좌측 배경에 있으며 중간/전면에 실드 구조가 있습니다.

핵 열 로켓(NTR)은 핵 반응의 열이 화학 로켓의 추진제의 화학 에너지를 대체하는 열 로켓의 한 종류입니다. NTR에서 작동 유체, 보통 액체 수소는 원자로에서 높은 온도로 가열된 다음 로켓 노즐을 통해 팽창하여 추력을 만듭니다. 외부 핵 열원은 이론적으로 더 높은 유효 배기 속도를 허용하며 내부적으로 에너지를 저장하는 화학 추진제에 비해 두 배 또는 세 배의 탑재 용량을 기대합니다.

NTR은 우주선 추진 기술로 제안되었으며, 가장 초기의 지상 테스트는 1955년에 이루어졌습니다. 미국은 1973년까지 우주왕복선 개발에 집중하기 위해 여러 가지 이유로 NTR 개발 프로그램을 유지했습니다. 출력이 다양한 원자로 10기 이상이 건설되고 시험되었지만 2023년 현재 핵 열 로켓은 비행하지 않았습니다.[1]

핵 열 로켓 추진을 위한 초기의 모든 응용 프로그램이 핵분열 과정을 사용했다면, 2010년대의 연구는 핵융합 접근법으로 옮겨졌습니다. Princeton Plasma Physics Laboratory의 Direct Fusion Drive 프로젝트가 그러한 예 중 하나이지만, "에너지 긍정적인 융합은 여전히 파악하기 어렵습니다." 2019년 미국 의회는 핵 열 추진 로켓에 대한 1억 2,500만 달러의 개발 자금을 승인했습니다.[1]

2022년 5월 DARPA는 DRACO(Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations) 핵 열 엔진 프로그램의 다음 단계에 대한 RFP를 발표했습니다. 이는 2021년 제너럴 아토믹스의 초기 엔진 디자인과 블루 오리진과 록히드 마틴의 두 가지 우주선 컨셉을 선택한 데 따른 것입니다. 이 프로그램의 다음 단계는 핵 열 로켓 엔진의 설계, 개발, 제작 및 조립에 초점을 맞출 것입니다.[2] 2023년 7월, 록히드 마틴(Lockheed Martin)은 우주선을 제작하는 계약을 따냈고, BWX Technologies(BWXT)는 원자로를 개발할 예정입니다. 출시는 2027년으로 예상됩니다.[3]

작동원리

핵 추진 열 로켓은 주로 수소와 같은 저분자량 추진제를 사용할 수 있기 때문에 화학 열 로켓보다 더 효과적입니다.

열로켓으로서 핵 열로켓은 화학로켓과 거의 똑같이 작동합니다: 열원은 열에너지를 엔진 내부의 기체 추진제로 방출하고, 한쪽 끝의 노즐은 매우 간단한 열 엔진 역할을 합니다: 그것은 추진제가 차량으로부터 멀리 팽창할 수 있도록 합니다. 운동량을 운반하고 열에너지를 일관된 운동에너지로 변환시키는 것입니다. 엔진의 비임펄스(Isp)는 배기 스트림의 속도에 의해 설정됩니다. 이는 결국 추진제의 각 단위 질량에 적재된 운동 에너지의 제곱근으로 달라집니다. 추진제 분자당 운동에너지는 열원의 온도(원자로든 화학반응이든)에 의해 결정됩니다. 어떤 특정한 온도에서도, 가벼운 추진제 분자는 무거운 추진제 분자만큼 많은 운동 에너지를 가지고 있어서 단위 질량당 더 많은 운동 에너지를 가지고 있습니다. 이것은 저분자량 추진제를 고분자량 추진제보다 더 효과적으로 만듭니다.

화학 로켓과 핵 로켓은 내화성 고체 물질로 만들어지기 때문에 고온 금속의 강도 특성으로 인해 ~3,000 °C(5,430 °F) 이하에서 작동하도록 제한됩니다. 화학 로켓은 가장 쉽게 구할 수 있는 추진제를 사용하는데, 이 추진제는 열 에너지를 생성하는 화학 반응에서 나오는 폐기물입니다. 대부분의 액체 연료를 사용하는 화학 로켓은 수소 또는 탄화수소 연소를 사용하므로 추진제는 주로 물(분자량 18) 및/또는 이산화탄소(분자량 44)입니다. 따라서 기체 수소 추진제(분자량 2)를 사용하는 핵 열로켓의 이론적 최대 Isp는 화학로켓의 이론적 최대 Isp보다 3배-4.5배 큽니다.

초기역사

1944년 스타니스와프 울람과 프레데릭 드 호프만은 우주선을 발사하기 위해 핵폭발의 힘을 제어하는 아이디어를 생각했습니다.[4] 제2차 세계대전 이후 미군은 독일의 V-2 로켓 설계를 바탕으로 대륙간탄도미사일(ICBM) 개발에 착수했습니다. 일부 대형 로켓은 핵 추진 엔진으로 핵탄두를 운반하도록 설계되었습니다.[4] 일찍이 1946년, NEPA 프로젝트의 일환으로 북미 항공과 더글러스 항공사의 프로젝트 랜드에 의해 미 공군을 위한 비밀 보고서가 준비되었습니다.[5] 이 획기적인 보고서들은 원자로를 사용하여 저분자량의 작동 유체를 가열하는 원자로 엔진을 가장 유망한 형태의 핵 추진으로 확인했지만 해결해야 할 많은 기술적 문제들을 확인했습니다.[6][7][8][9][10][11][12][13]

1947년 1월, 응용물리학 연구소의 기술자들은 이 기밀 연구를 인지하지 못한 채 원자력 추진에 관한 연구를 발표했고, 그들의 보고서는 결국 기밀로 취급되었습니다.[14][4][15] 1947년 5월, 미국에서 교육을 받은 중국 과학자 Qian Xuesen은 매사추세츠 공과대학교가 주최한 원자력 과학 및 공학 세미나 LIV에서 다공성 흑연 감속 원자로로 구동되는 "열 제트"에 대한 연구를 발표했습니다.[16][15]

1948년과 1949년, 물리학자 레슬리 셰퍼드와 로켓 과학자 발 클리버는 핵 기술이 행성 간 여행에 어떻게 적용될 수 있는지를 생각해내는 일련의 획기적인 과학 논문을 발표했습니다. 논문은 핵-열 및 핵-전기 추진력을 모두 조사했습니다.[17][18][19][20]

NASA 엔진 개발 초기

프로젝트 로버를 통해 로스앨러모스 국립 연구소는 1955년부터 핵 열 엔진을 개발하기 시작했으며 1959년 세계 최초의 실험용 핵 로켓 엔진인 키위-A를 테스트했습니다.[21] 로스 알라모스에서의 이 작업은 그 후 NASA의 NERVA 프로그램(1961-1973)을 통해 계속되었습니다. NERVA는 많은 성공을 거두었고 초기 프로토타입을 개선하여 화학 제품보다 몇 배 더 효율적인 강력한 엔진을 만들었습니다. 그러나, 이 프로그램은 예산 제약으로 인해 1973년에 취소되었습니다. 지금까지 우주에서 핵 열 추진 시스템이 구현된 적은 없습니다.[22]

핵연료 종류

원자력 열 로켓은 원자로의 종류에 따라 분류될 수 있는데, 비교적 단순한 고체 원자로부터 건설하기 훨씬 더 어렵지만 이론적으로 더 효율적인 가스 핵심 원자로까지입니다. 모든 열 로켓 설계와 마찬가지로 생성되는 비임펄스는 작동 유체(반응 질량)가 가열되는 온도의 제곱근에 비례합니다. 최대 효율을 추출하기 위해서는 온도가 최대한 높아야 합니다. 특정 설계에서 달성할 수 있는 온도는 일반적으로 원자로 구조물, 핵 연료 및 연료 피복재에 대해 선택된 재료에 의해 결정됩니다.[citation needed] 침식은 특히 연료 손실 및 관련 방사능 방출과 같은 문제이기도 합니다.[23]

솔리드 코어

NERVA 솔리드 코어 디자인

고체핵심원자로는 직면한 조건에서 고체상으로 존재하고 핵분열을 하여 에너지를 방출하는 우라늄의 화합물에 의해 연료화되었습니다. 사용 가능한 유일한 냉각제는 작동 유체/추진제이기 때문에 비행 원자로는 가볍고 극도로 높은 온도를 견딜 수 있어야 합니다.[1] 핵 고체 코어 엔진은 가장 간단하게 구성할 수 있는 설계이며 모든 테스트된 NTR에 사용되는 개념입니다.[24]

수소를 추진제로 사용하는 고체 코어 설계는 일반적으로 특정 임펄스(Isp)를 850~1000초 정도 전달하는데, 이는 스페이스 셔틀 메인 엔진과 같은 액체 수소-산소 설계의 약 2배에 해당합니다. 암모니아, 물 또는 LOX와 같은 다른 추진제도 제안되었지만, 이러한 추진제는 약간의 연료 비용 절감으로 배기 속도와 성능을 감소시킬 것입니다. 수소를 선호하는 또 다른 표시는 낮은 압력에서는 1500 K, 높은 압력에서는 3000 K에서 해리되기 시작한다는 것입니다. 이는 배기 종의 질량을 낮춰 I를sp 증가시킵니다.

초기 출판물들은 원자력 엔진에 대한 우주 적용에 대해 의심스러웠습니다. 1947년, 완전한 원자로는 너무 무거워서, 고체 핵 열 엔진은 발사 시 지구의 중력을 극복하는 데 필요한 추력 대 무게의 1:1을 완전히 달성할[25] 수 없을 것입니다. 그 후 25년 동안, 미국의 핵 열 로켓 설계는 결국 대략 7:1의 추력 대 무게의 비율에 도달했습니다. 이는 여전히 70:1 정도의 추력 대 무게 비율을 가진 화학 로켓에서 달성할 수 있는 것보다 훨씬 낮은 추력 대 무게 비율입니다. 액체 수소 저장에 필요한 대형 탱크와 결합하면 대기 사용으로[1] 인한 방사능 오염을 피할 수 있을 뿐만 아니라 지구 중력 밖의 궤도에서 사용하기에 고체 핵 열 엔진이 가장 적합하다는 것을 의미합니다("오픈 사이클" 설계를 사용한 경우). 로켓 추진체로 어떤 방사성 물질도 빠져나가지 못하게 하는 저성능의 "폐쇄 사이클" 설계와는 반대로.[26]

원자로의 작동 온도를 높이는 한 가지 방법은 핵연료 요소를 바꾸는 것입니다. 이것은 수소 작동 유체 내부에 "떠다니는" 여러 (일반적으로 구형) 요소에 의해 연료가 공급되는 입자층 반응기의 기본입니다. 엔진 전체를 돌리면 연료 요소가 노즐 밖으로 배출되는 것을 방지할 수 있습니다. 이 설계는 복잡성을 증가시키는 비용으로 비임펄스를 약 1000초(9.8 kN·s/kg)까지 증가시킬 수 있을 것으로 생각됩니다. 이러한 설계는 자갈층 원자로와 설계 요소를 공유할 수 있으며, 그 중 일부는 현재 전기를 생산하고 있습니다.[citation needed] 1987년부터 1991년까지 SDI(Strategic Defense Initiative) 사무소는 파티클 베드 기술을 기반으로 하는 비회전 핵 열 로켓인 프로젝트 팀버윈드에 자금을 지원했습니다. 테스트 전에 프로젝트가 취소되었습니다.[27]

펄스핵열로켓

주요 기사: 펄스핵열로켓
Isp 증폭을 위한 펄스 핵 열 로켓 단위 셀 개념. 이 전지에서 수소 추진제는 추진제 채널의 지속적인 강한 중성자 펄스에 의해 가열됩니다. 동시에 리튬이나 다른 액체 금속을 사용한 단일 냉각 채널에 의해 핵분열 파편에서 원하지 않는 에너지가 제거됩니다.

기존의 고체 노심 설계에서 작동 질량의 최대 배기 온도는 원자로의 최대 배기 온도이며 실제로는 그보다 낮습니다. 그 온도는 핵분열 반응에 의해 방출되는 개별 중성자의 에너지보다 훨씬 낮은 에너지를 나타냅니다. 그들의 에너지는 원자로 덩어리를 통해 퍼져서 열화를 일으킵니다. 발전소 설계에서 노심은 일반적으로 물을 사용하여 냉각됩니다. 원자력 엔진의 경우 물이 수소로 대체되지만 그렇지 않은 경우에는 개념이 비슷합니다.

펄스 원자로는 에너지를 중성자에서 작동 질량으로 직접 전달하려고 시도하여 배기가스가 원자로 노심의 녹는점을 훨씬 넘는 온도에 도달할 수 있도록 합니다. 비임펄스가 온도에 따라 직접 변하기 때문에 상대론적 중성자의 에너지를 포착하면 성능이 극적으로 향상됩니다.[28]

이를 위해 펄스형 원자로는 기존 원자로의 연속적인 연쇄 반응이 아닌 일련의 짧은 펄스 형태로 작동합니다. 원자로는 일반적으로 꺼져서 냉각이 가능합니다. 그런 다음 매우 높은 전력 레벨에서 작동하는 냉각 시스템 또는 연료 흐름과 함께 켜집니다. 이 수준에서 노심은 빠르게 가열되기 시작하므로 일단 설정된 온도에 도달하면 원자로는 빠르게 다시 꺼집니다. 이 펄스 동안 생산되는 전력은 동일한 크기의 원자로가 지속적으로 생산할 수 있는 것보다 훨씬 큽니다. 이 접근법의 핵심은 이러한 짧은 펄스 동안 원자로를 통해 펌핑할 수 있는 연료의 총 양은 적지만 이러한 펄스의 결과 효율은 훨씬 더 높다는 것입니다.

일반적으로 설계는 펄스 모드에서만 작동하는 것이 아니라 필요에 따라 듀티 사이클을 변경할 수 있습니다. 예를 들어, 낮은 지구 궤도를 빠져나가는 것과 같은 높은 추진력의 비행 단계에서는 엔진이 지속적으로 작동하여 기존 솔리드 코어 설계와 유사한 Isp를 제공할 수 있습니다. 그러나 장기간의 순항 동안 엔진은 연료를 더 잘 사용하기 위해 펄스 모드로 전환됩니다.

액심

액체 핵 엔진은 액상의 핵분열성 원소 화합물에 의해 연료가 공급됩니다. 액체-코어 엔진은 원자로 압력 용기와 중성자 반사기 재료에 의해 결정되는 대신 엔진의 최대 작동 온도와 함께 고체 핵연료와 피복재의 용융점 이상의 온도에서 작동하도록 제안됩니다. 작동 온도가 높을수록 1300~1500초(12.8~14.8kN·s/kg) 정도의 특정 임펄스 성능을 제공할 것으로 예상됩니다.[citation needed]

액체-코어 원자로는 현재의 기술로 건설하기가 매우 어려울 것입니다. 한 가지 주요 문제는 핵 연료의 반응 시간이 작동 유체의 가열 시간보다 훨씬 길다는 것입니다. 핵 연료와 작동 유체가 물리적으로 분리되어 있지 않은 경우, 이는 작동 유체가 노즐을 통해 쉽게 배출되도록 하는 동안 연료가 엔진 내부에 갇혀 있어야 한다는 것을 의미합니다. 한 가지 가능한 해결책은 연료/유체 혼합물을 매우 빠른 속도로 회전시켜 더 높은 밀도의 연료를 외부로 강제하는 것이지만, 이는 질량, 복잡성 및 이동 부품을 추가하는 동시에 원자로 압력 용기를 최대 작동 온도에 노출시킵니다.[citation needed]

대안적인 액체핵 설계는 핵염수 로켓입니다. 이 설계에서 물은 작동 유체이며 중성자 감속재 역할도 합니다. 핵연료가 보유되지 않아 설계가 대폭 간소화됩니다. 하지만, 이 로켓은 엄청난 양의 방사능 폐기물을 방출할 것이고, 지구 대기권 밖에서는 안전하게 작동할 수 있을 뿐만 아니라 지구의 자기권 밖에서도 작동할 수 있을 것입니다.[citation needed]

가스코어

핵가스 코어 폐쇄 사이클 로켓 엔진 다이어그램, 핵 "전구"
핵가스 노심 개방 사이클 로켓 엔진 다이어그램

마지막 핵분열 분류는 가스-코어 엔진입니다. 이것은 액체핵 설계를 수정한 것으로, 액체의 빠른 순환을 이용하여 원자로 한가운데에 수소로 둘러싸인 기체 우라늄 연료의 토로이드 주머니를 만들어냅니다. 이 경우 연료가 원자로 벽에 전혀 닿지 않기 때문에 온도가 수만 도에 이를 수 있으므로 3000~5000초(30~50kN·s/kg)의 특정 임펄스가 허용됩니다. 이 기본 설계인 "개방 사이클"에서는 핵 연료의 손실을 통제하기가 어려워 기체 핵 연료가 초고온 석영 용기에 담겨 수소가 흐르는 "폐쇄 사이클" 또는 핵 전구 엔진에 대한 연구로 이어졌습니다. 폐쇄 사이클 엔진은 솔리드 코어 설계와 훨씬 더 많은 공통점을 가지고 있지만, 이 시간은 연료와 클래딩 대신 석영의 임계 온도에 의해 제한됩니다. 개방 사이클 설계보다 효율은 떨어지지만 폐쇄 사이클 설계는 약 1500~2000초(15~20kN·s/kg)의 특정 임펄스를 제공할 것으로 예상됩니다.[citation needed]

실제 고체핵분열 설계

키위 A 최고의 핵 열 로켓 엔진

소련과 러시아

소련의 RD-0410은 세미팔라틴스크 시험장 근처의 핵실험장에서 일련의 실험을 거쳤습니다.[29][30]

2018년 10월, 러시아 켈디시 연구센터는 핵 우주 엔진용 폐열 복사기의 지상 시험과 연료봉 및 이온 엔진의 이전 시험을 성공적으로 확인했습니다.[31]

미국

핵 열 로켓에 관한 미국 에너지부의 영상입니다.

고체핵심 NTR의 개발은 1955년 원자력위원회(AEC) 산하에서 프로젝트 로버(Project Rover)로 시작하여 1973년까지 진행되었습니다.[1] 적합한 원자로에 대한 작업은 네바다 시험장에 있는 로스앨러모스 국립 연구소와 25구역(네바다 국가 안보 현장)에서 수행되었습니다. KIWI, Poebus, Peee, 그리고 Nuclear Furnace의 네 가지 기본 디자인이 이 프로젝트에서 나왔습니다. 20개의 개별 엔진을 테스트했으며, 총 17시간 이상의 엔진 구동 시간을 테스트했습니다.[32]

1958년 NASA가 구성되었을 때, 로버 프로그램의 모든 비핵화 측면에 대한 권한이 주어졌습니다. AEC와의 협력을 가능하게 하고 기밀 정보를 구획화하기 위해 동시에 우주 핵 추진 사무소(SNP)를 구성했습니다. 1961년 NERVA 프로그램은 핵 열 로켓 엔진을 우주 탐사에 도입하기 위한 것이었습니다. 원자로 설계 자체를 연구하기 위한 AEC 작업과 달리, NERVA의 목표는 우주 임무에 배치할 수 있는 실제 엔진을 생산하는 것이었습니다. 334 kN (75,000 lbf) 추력 기준 NERVA 설계는 KIW B4 시리즈를 기반으로 했습니다.[citation needed]

테스트된 엔진에는 키위, 피버스, NRX/EST, NRX/XE, Pewe, Pewe 2 및 Nuclear Furnace가 포함되었습니다. 점점 더 높은 전력 밀도는 Pewee에서 절정에 달했습니다.[32] 개량된 Pewee 2 설계의 시험은 1970년에 더 저렴한 NF-1을 선호하여 취소되었고, 미국의 핵 로켓 프로그램은 1973년 봄에 공식적으로 종료되었습니다. 이 프로그램 동안 NERVA는 최대 전력으로 28분을 포함하여 2시간 이상의 실행 시간을 누적했습니다.[1] SNPO는 NERVA를 비행 시제품으로 진행하는 데 필요한 마지막 기술 개발 원자로로 간주했습니다.[citation needed]

다른 여러 솔리드 코어 엔진도 어느 정도 연구되었습니다. 소형 핵 로켓 엔진(Small Nuclear Rocket Engine), 또는 SNRE는 로스앨러모스 국립 연구소(LANL)에서 무인 발사대와 우주왕복선 모두에서 상부 단계용으로 설계되었습니다. 이 제품은 측면으로 회전할 수 있는 분할 노즐이 특징으로, 셔틀 카고 베이의 공간을 덜 차지할 수 있습니다. 설계는 73kN의 추력을 제공하고 875초(8.58kN·s/kg)의 특정 임펄스로 작동했으며, 이를 975초로 늘려 기존 최고의 엔진 중 하나인 우주왕복선 메인 엔진(SSME)의 0.86에 비해 질량 분율은 약 0.74를 달성할 계획이었습니다.[citation needed]

일부 작품을 보았지만 시제품 단계에 오르지 못한 관련 디자인은 덤보(Dumbo)였습니다. Dumbo는 KIW/NERVA와 개념이 비슷했지만 더 발전된 건설 기술을 사용하여 원자로의 무게를 낮췄습니다. 덤보 원자로는 여러 개의 큰 통 모양의 관으로 구성되어 있으며, 이 관들은 차례로 주름진 재료로 쌓은 판으로 구성되었습니다. 주름은 생성된 스택이 내부에서 외부로 흐르는 채널을 갖도록 정렬되었습니다. 이 채널 중 일부는 우라늄 연료로 채워졌고, 다른 일부는 감속기로 채워졌고, 일부는 가스 채널로 열려 있었습니다. 수소는 튜브의 가운데로 펌핑되어 외부로 이동하면서 채널을 통해 이동할 때 연료에 의해 가열됩니다. 결과적인 시스템은 특정 양의 연료에 대해 기존 설계보다 가벼웠습니다.[citation needed]

1987년과 1991년 사이에 고급 엔진 설계는 전략 방위 이니셔티브(Strategic Defense Initiative)에 따라 프로젝트 팀버윈드(Project Timberwind)에 따라 연구되었으며, 나중에 우주 열 핵 추진(STNP) 프로그램에서 더 큰 설계로 확장되었습니다. 일반적으로 고온 금속, 컴퓨터 모델링 및 원자력 공학의 발전은 성능을 극적으로 향상시켰습니다. NERVA 엔진의 무게는 약 6,803 킬로그램(14,998 lb)으로 예상되었지만, 최종 STNP는 I를sp 930초에서 1000초 사이로 개선하여 1,650 킬로그램(3,640 lb)의 엔진보다 1/3이 조금 넘는 추력을 제공했습니다.[citation needed]

시험발사

파괴 테스트 중인 키위 엔진입니다.

KIWI는 1959년 7월 KIWI 1을 시작으로 가장 먼저 해고되었습니다. 이 원자로는 비행을 목적으로 한 것이 아니며 날지 못하는 새인 키위의 이름을 따서 지어졌습니다. 중심부는 수소가 버려지는 코팅되지 않은 산화우라늄 판으로 쌓아올린 것뿐이었습니다. 배기온도 2683 K에서 70 MW의 열출력이 발생하였습니다. 기본 개념에 대한 두 가지 추가 테스트인 A1 및 A3는 연료봉 개념을 테스트하기 위해 플레이트에 코팅을 추가했습니다.[citation needed]

KIW B 시리즈는 저붕소 흑연 매트릭스에 내장되고 니오븀 탄화물로 코팅된 작은 이산화우라늄(UO2) 구에 의해 연료가 공급되었습니다. 열아홉 개의 구멍이 묶음의 길이만큼 이어져 액체 수소가 흘러 들어갔습니다. 초기 화재 시 엄청난 열과 진동으로 연료 다발에 금이 갔습니다. 원자로 건설에 사용된 흑연 재료는 고온에 강했지만 환원제인 과열된 수소의 흐름에 의해 침식되었습니다. 연료종은 나중에 탄화우라늄으로 바뀌었고 마지막 엔진은 1964년에 가동되었습니다. 연료 다발 침식과 균열 문제는 개선되었지만 아르곤 국립 연구소의 유망한 재료 작업에도 불구하고 완전히 해결된 적은 없습니다.[citation needed]

NERVA NRX (핵로켓 실험)는 1964년 9월에 시험을 시작했습니다. 이 시리즈의 최종 엔진은 XE로 비행 대표 하드웨어로 설계되어 진공을 시뮬레이션하기 위해 저압 챔버로 발사되었습니다. SNPO는 1968년 3월 28차례 NERBA NRX/XE를 발사했습니다. 이 시리즈는 모두 1100MW를 발생시켰고, 많은 테스트는 테스트 스탠드에 수소 추진제가 다 떨어졌을 때만 끝이 났습니다. NERVA NRX/XE는 Marshall Space Flight Center가 화성 임무 계획에 필요한 기본 334kN (75,000 lbf) 추력을 생성했습니다. 마지막 NRX 발사는 2시간 동안의 실험에서 17kg(38lb)의 핵연료를 잃었는데, SNPO는 우주 임무에 충분하다고 판단했습니다.[citation needed]

키위 시리즈를 기반으로 한 피버스 시리즈는 훨씬 더 큰 원자로였습니다. 1965년 6월 첫 1A 시험은 1090 MW, 배기온도 2370 K에서 10분 이상 진행되었습니다. 1967년 2월의 B 운전은 이것을 30분 동안 1500 MW로 개선했습니다. 1968년 6월의 마지막 2A 시험은 지금까지 건설된 원자로 중 가장 강력한 원자로인 4000MW에서 12분 이상 진행되었습니다.[citation needed]

키위의 더 작은 버전인 Pewee도 만들어졌습니다. 지르코늄 카바이드(니오븀 카바이드 대신)로 만든 코팅을 테스트하기 위해 500MW에서 여러 번 발사했지만 Pewee는 시스템의 전력 밀도도 높였습니다. 수냉식 시스템은 NF-1(Nuclear Furnace용)로 알려져 있으며, Pewe 2의 연료 요소를 향후 재료 테스트에 사용하여 연료 부식을 3회 감소시키는 요인을 보여줍니다. Pewee 2는 스탠드에서 테스트된 적이 없으며 NASA의 글렌 연구 센터와 마샬 우주 비행 센터에서 연구 중인 현재의 NTR 설계의 기초가 되었습니다.[citation needed]

NERVA/Rover 프로젝트는 1972년 아폴로 이후 NASA의 일반적인 종료와 함께 결국 취소되었습니다. 인간의 화성 탐사 없이 핵 열 로켓의 필요성은 불분명합니다. 또 다른 문제는 안전과 방사능 오염에 대한 대중의 우려일 것입니다.

키위-TNT 파괴시험

1965년 1월, 미국 로버 프로그램은 키위 리액터(KIWI-TNT)를 의도적으로 수정하여 즉시 임계 상태에 진입하여, 리액터 압력 용기, 노즐 및 연료 어셈블리가 즉시 파괴되었습니다. 발사 후 부스터 고장으로 발생할 수 있는 것과 같이 고도에서 바다로 떨어지는 최악의 시나리오를 시뮬레이션하기 위한 것으로, 방사선 방출로 인해 최대 183m(600ft)의 사망자가 발생하고 최대 610m(2,000ft)의 부상자가 발생할 수 있습니다. 원자로는 네바다 시험장의 자카스 플랫 지역에 있는 철도 차량 위에 위치했습니다.[33]

영국

2012년 1월 현재, Project Icarus의 추진 그룹은 NTR 추진 시스템을 연구하고 있었지만,[34] 2019년 이후 거의 활동하지 않았습니다.[35]

이스라엘

1987년, 로넨 & 라이프슨은 Am(아메리슘 동위원소 중 하나)을 핵연료로 우주 원자로에 적용하는 연구를 발표했는데, 매우 높은 열 단면적과 에너지 밀도에 주목했습니다. Am으로 구동되는 원자력 시스템은 기존의 원자력 연료에 비해 2배에서 100배 정도 적은 연료를 필요로 합니다.

Am을 이용한 핵분열 파편 로켓은 1988년 로렌스 리버모어 국립연구소(LLNL)의 조지 채플린에[38] 의해 제안되었으며, 그는 핵분열성 물질에 의해 생성된 핵분열 파편에 의해 추진체 가스가 직접 가열되는 것을 기반으로 하는 추진을 제안했습니다. 로넨 [39]등은 Am이 1/1000 밀리미터 두께 미만의 극도로 얇은 금속막으로 핵분열을 지속적으로 유지할 수 있음을 보여줍니다. 242mAm은 U 또는 Pu 질량의 1%만 임계 상태에 도달하면 됩니다. 네게브의 벤구리온 대학에 있는 로넨 교수팀은 Am을 기반으로 한 핵연료가 지구에서 화성까지 가는 우주선의 속도를 2주 안에 낼 수 있다는 것을 보여주었습니다.[40]

핵연료로서의 Am은 가장 높은 열핵분열 단면적(수천 개의 헛간)을 가지고 있으며, 이는 알려진 모든 동위원소에서 다음으로 높은 단면적을 약 10배 가지고 있다는 사실에서 유래되었습니다. Am은 핵분열성이며(홀수 개의 중성자를 가지고 있기 때문에) Pu와 비슷한 낮은 임계 질량을 가지고 있습니다.[41][42]

핵분열에 대한 단면적이 매우 높고, 원자로에서 비교적 빨리 파괴될 경우. 또 다른 보고서는 Am이 얇은 막으로도 연쇄 반응을 유지할 수 있으며, 새로운 종류의 핵 로켓에 사용될 수 있다고 주장합니다.[39][43][44][45]

Am의 열 흡수 단면적은 매우 높기 때문에 Am을 얻는 가장 좋은 방법은 고속 반응기에 조사된 아메리슘-241에서 빠른 중성자 또는 표피 중성자를 포획하는 것입니다. 그러나 고속 스펙트럼 원자로는 쉽게 구할 수 없습니다. 기존 가압수형 원자로(PWR)에서의 Am 번식에 대한 상세한 분석이 제공되었습니다.[46] Am의 증식 내성은 Karlsruhe Institute of Technology 2008 연구에 의해 보고되었습니다.[47]

이탈리아

2000년, CERN의 카를로 루비아(Carlo Rubbia)는 Am을 연료로 사용하는 핵분열 파편 로켓에 대한 로넨(Ronen)과 채플린(Chapline[49])의 연구를 더욱 확장했습니다.[50] Rubbia 설계를 기반으로 한 Project 242는 핵분열 파편의 운동 에너지를 추진체 가스의 엔탈피 증가로 직접 변환하여 Am 기반 박막 핵분열 파편 가열 NTR의 개념을 연구했습니다. Project 242는 화성으로 가는 승무원 임무에 이 추진 시스템을 적용하는 것을 연구했습니다.[53] 예비 결과는 매우 만족스러웠고, 이러한 특성을 가진 추진 시스템이 임무를 실현할 수 있다는 것이 관찰되었습니다. 또 다른 연구는 기존의 열 원자로에서 Am의 생산에 초점을 맞췄습니다.[54]

2000년 이후 미국 현지 조사

화성이송차량(MTV)에 탑재된 바이모달 NTR 엔진에 대한 아티스트의 인상 콜드 런칭하면 다수의 블록 2 SLS 페이로드 리프트에 의해 궤도 내에서 조립됩니다. 오리온 우주선은 왼쪽에 정박해 있습니다.
민첩한 시스루나 운영을 위한 시연 로켓(DRACO)에 대한 아티스트의 컨셉.

현재의 고체 핵 열 로켓 설계는 재앙적인 고장이 발생할 경우 방사성 연료 요소의 분산과 분해를 크게 제한하기 위한 것입니다.[55]

2013년 현재, 지구 궤도에서 화성 궤도까지 행성 간 여행을 위한 NTR이 글렌 리서치 센터와 함께 마샬 우주 비행 센터에서 연구되고 있습니다.[56] 역사적인 지상 테스트에서 NTR은 가장 진보된 화학 엔진보다 최소 2배 이상 효율적인 것으로 입증되었으며, 이는 더 빠른 이송 시간과 화물 용량 증가를 가능하게 합니다. 화학 엔진을 사용하는 경우 6~9개월에 비해 [57]NTR 엔진을 사용하는 경우 3~4개월로 추정되는 짧은 비행 시간은 우주선을 차폐하기 어렵고 잠재적으로 유해할 수 있는 승무원 노출을 줄일 수 있습니다.[58][59][60][61][62] Mars Design Reference Architecture(DRA)에서 Pewee of Project Rover와 같은 NTR 엔진이 선정되었습니다.[60][61][63][64]

2017년 NASA는 NTR에 대한 연구 개발을 계속하여 민간 승인 재료로 우주 응용을 설계했으며, 3년 1,880만 달러의 계약을 체결했습니다.[65]

2019년 미국 의회를 통과한 세출 법안에는 2024년까지 비행 실증 임무를 계획하는 것을 포함하여 핵 열 추진 연구를 위한 자금 1억 2,500만 달러가 포함되어 있습니다.[66]

2021년 현재 궤도 및 시스-달 사용을 위한 미국 우주군과 DARPA의 핵 열 로켓에 대한 많은 관심이 있습니다. 미군 외에도, NASA의 관리자인 짐 브리든스틴도 이 프로젝트와 미래의 화성 임무를 위한 잠재적인 적용 가능성에 관심을 표명했습니다.[67] DARPA는 궤도에서 핵 열 추진 시스템을 시연하는 것을 목표로 하는 DRACO(Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations) 프로그램에 대해 2건의 계약을 체결했습니다. 2020년 9월 그리폰 테크놀로지스에 1,400만 달러를 [67]수여하고 2021년 4월 제너럴 아토믹스에 2,200만 달러를 수여했습니다. 둘 다 원자로 예비 설계를 위한 것입니다.[68] 블루 오리진(Blue Origin)과 록히드 마틴(Lockheed Martin)의 두 가지 개념적인 우주선 디자인이 선정되었습니다. FY2026년 핵 열 추진의 비행 시연에 대한 제안은 2022년 8월 5일까지였습니다.[69]

2023년 1월, NASA와 DARPA는 우주에서 NTR 엔진을 시연하기 위해 DRACO에 대한 파트너십을 발표했습니다. 이는 NASA 승무원의 화성 임무를 가능하게 하는 기능입니다.[70] 2023년 7월, 미국 기관들은 록히드 마틴이 4억 9천 9백만 달러에 달하는 실험용 핵 열 원자로 차량(X-NTRV)과 엔진 조립 계약을 체결했다고 발표했습니다.[71]

리스크

대기 또는 궤도 로켓 고장으로 인해 방사성 물질이 환경으로 분산될 수 있습니다. 궤도 파편과의 충돌, 통제되지 않은 핵분열로 인한 물질 고장, 물질의 불완전성 또는 피로 또는 인간 설계 결함으로 인해 핵분열 물질의 격납고 파손이 발생할 수 있습니다. 비행 중에 이러한 치명적인 실패는 광범위하고 예측할 수 없는 지역에서 지구 상공에 방사성 물질을 방출할 수 있습니다. 오염의 양은 핵 열 로켓 엔진의 크기에 따라 달라지며, 오염 지역과 농도는 재진입 시 일반적인 날씨와 궤도 매개 변수에 따라 달라집니다.[citation needed]

원자로의 연료 요소는 탄소 복합체 또는 탄화물과 같은 물질로 구성되어 있고 일반적으로 지르코늄 하이드라이드로 코팅되어 있기 때문에 광범위한 영역에 퍼질 가능성은 낮다고 여겨집니다.[72] 임계가 발생하기 전에 고체 코어 NTR 연료는 특별히 위험하지 않습니다. 일단 원자로가 처음 가동되면, 극도로 방사능이 적은 단기 핵분열 생성물은 물론, 덜 방사능이 있지만 극도로 수명이 긴 핵분열 생성물이 생성됩니다. 핵분열 생성물의 양은 새로 연료를 주입할 때는 0이며, 새로 연료를 주입할 때부터 생성되는 핵분열 열의 양에 거의 비례합니다(실제로는 제한됨).[73][74] 또한, 모든 엔진 구조물은 직접적인 중성자 충격에 노출되어 방사능이 활성화됩니다.[citation needed]

참고 항목

참고문헌

  1. ^ a b c d e f g Cain, Fraser (3 July 2019). "Earth To Mars In 100 Days? The Power Of Nuclear Rockets". Universal Sci. Retrieved 24 August 2019. The first tests of nuclear rockets started in 1955 with Project Rover at the Los Alamos Scientific Laboratory. The key development was miniaturizing the reactors enough to be able to put them on a rocket. Over the next few years, engineers built and tested more than a dozen reactors of different sizes and power outputs.
  2. ^ DARPA, 핵추진 우주선 개발 추진 DARPA News, 2022년 5월 4일 URL : https://www.darpa.mil/news-events/2022-05-04
  3. ^ DARPA, DRACO 실험용 NTR 차량의 설계, 제작 개시 DARPA News, 2023년 7월 26일 URL : https://www.darpa.mil/news-events/2023-07-26
  4. ^ a b c Corliss, William R.; Schwenk, Francis C. (1968). Nuclear Propulsion for Space (PDF). The Understanding the Atom Series. United States Atomic Energy Commission. pp. 11–12. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  5. ^ Schreiber, R.E. (1 April 1956). LASL nuclear rocket propulsion program (Report). pp. LAMS–2036, 7365651. doi:10.2172/7365651. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  6. ^ Serber, R. (5 July 1946). The Use of Atomic Power for Rockets. Douglas Aircraft Company.
  7. ^ H. P. Yockey, T. F. Dixon (1946년 7월 1일), "로켓 미사일에서 원자력 사용에 관한 예비 연구", 보고서 NA-46-574
  8. ^ R. Gomog(1946년 8월 3일), "Rocket Computations", Report NEPA-508 이 기사에는 공개 영역에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  9. ^ L. A. Oblinger(1946년 8월 13일), "원자력 동력 항공기용 파일럿 플랜트", NEEA-505 보고서
  10. ^ L. A. 올링거(1946년 11월 21일) "원자력 동력 항공기에 대한 통제", 보고서 NEPA-511 이 기사에는 공공 영역에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  11. ^ 핵추진 로켓의 타당성, 보고서 NA 47-15, 1947년 2월
  12. ^ 1948년 9월 30일, LEXP-1의 핵추진 비행
  13. ^ E. M. 레딩 (1948년 9월 8일)"핵추진 로켓의 실현가능성, 보고서 LP-148
  14. ^ A. E. Ruarked. (1947년 1월 14일) "원자력 추진 비행" APL/JEU-TG-20
  15. ^ a b Schreiber, R. E. (1956). The LASL nuclear rocket propulsion program (PDF). Vol. LAMS 2036. LANL. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  16. ^ Tsien, H. S. (1949). "Rockets and Other Thermal Jets Using Nuclear Energy". In Goodman, C. (ed.). The Science and Engineering of Nuclear Power. Vol. 2. Addison-Wesley Press. (Presented at a Massachusetts Institute of Technology seminar in 1947)
  17. ^ Shepherd, L. R.; Cleaver, A. V. (September 1948). "The Atomic Rocket I". Journal of the British Interplanetary Society. 7: 185–194. ISSN 0007-084X.
  18. ^ Shepherd, L. R.; Cleaver, A. V. (November 1948). "The Atomic Rocket II". Journal of the British Interplanetary Society. 7: 234–241. ISSN 0007-084X.
  19. ^ Shepherd, L. R.; Cleaver, A. V. (January 1949). "The Atomic Rocket III". Journal of the British Interplanetary Society. 8: 23–27. ISSN 0007-084X.
  20. ^ Shepherd, L. R.; Cleaver, A. V. (March 1949). "The Atomic Rocket IV". Journal of the British Interplanetary Society. 8: 59–70. ISSN 0007-084X.
  21. ^ https://www.ans.org/news/article-4640/review-of-rover/
  22. ^ https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20140008805/downloads/20140008805.pdf
  23. ^ Hall, Loura (21 May 2018). "Nuclear Thermal Propulsion: Game Changing Technology". NASA. Retrieved 21 September 2022. Past NERVA research found that graphite composite fueled engines exhibited unwanted erosion and cracking
  24. ^ 네르바 너머의 솔리드 코어 NTR. 2022년 05월 04일 회수
  25. ^ 알바레즈, 루이스, "우주선에 원자 에너지를 사용하는 명백하거나 간단한 방법은 없다", 미국 항공 서비스, 1947년 1월, 9-12페이지
  26. ^ "Engine List 2 - Atomic Rockets". projectrho.com.
  27. ^ Priorities in space science enabled by nuclear power and propulsion. Washington, D.C.: National Academies Press. 2006. p. 114. doi:10.17226/11432. ISBN 978-0-309-10011-3. Archived from the original on 13 July 2022. Retrieved 21 September 2022. Preliminary designs had been selected but no prototype components had been tested before the program was canceled. No system was ever launched.
  28. ^ Arias, Francisco. J. (2016). "On the Use of a Pulsed Nuclear Thermal Rocket for Interplanetary Travel". 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference Salt Lake City, Utah, Propulsion and Energy, (AIAA 2016-4685). doi:10.2514/6.2016-4685. ISBN 978-1-62410-406-0.
  29. ^ Wade, Mark. "RD-0410". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 8 April 2009. Retrieved 25 September 2009.
  30. ^ ""Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky" - Scientific-Research Complex / RD0410. Nuclear Rocket Engine. Advanced launch vehicles". KBKhA - Chemical Automatics Design Bureau. Archived from the original on 30 November 2010. Retrieved 25 September 2009.
  31. ^ "В России успешно испытали ключевой элемент космического ядерного двигателя" [Russia has successfully tested a key element of a space nuclear engine]. РИА Новости (in Russian). RIA Novosti. 3 March 2020. Archived from the original on 11 February 2022. Retrieved 21 September 2022.
  32. ^ a b Dewar, James A. (2007). To The End Of The Solar System: The Story Of The Nuclear Rocket (2. ed.). Apogee Books. ISBN 978-1894959681.
  33. ^ Fultyn, R. V. (June 1968). "Environmental Effects of the Kiwi-TNT Effluent: A Review and Evaluation" (PDF). LA Reports: U.S. Atomic Energy Commission. Los Alamos: 1–67. PMID 5695558. LA-3449. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. (35~36쪽 인용자료 포함) Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  34. ^ Gilster, Paul (26 January 2012). "Project Bifrost: Return to Nuclear Rocketry". Retrieved 5 July 2019.
  35. ^ Project Icarus (성간 탐사선 설계 연구)#2019 프로젝트 리뷰
  36. ^ 로넨, 이갈, 멜빈 J. 라이프슨 "핵연료로서 아메리슘-242m의 잠재적 응용 사례" 트랜스. 이스라엘 핵. Soc. 14(1987): V-42
  37. ^ Ronen, Yigal; Leibson, Melvin J. (July 1988). "Potential Applications of 242m Am as a Nuclear Fuel". Nuclear Science and Engineering. 99 (3): 278–284. doi:10.13182/NSE88-A28998.
  38. ^ 채플린, 조지 "핵분열 파편 로켓 개념" 물리학 연구 섹션 A: 가속기, 분광기, 검출기 및 관련 장비 271.1 (1988): 207-208
  39. ^ a b Ronen, Yigal; Shwageraus, E. (2000). "Ultra-thin 241mAm fuel elements in nuclear reactors". Nuclear Instruments and Methods in Physics Research A. 455 (2): 442–451. Bibcode:2000NIMPA.455..442R. doi:10.1016/s0168-9002(00)00506-4.
  40. ^ "Extremely Efficient Nuclear Fuel Could Take Man To Mars In Just Two Weeks" (Press release). Ben-Gurion University Of The Negev. 28 December 2000.
  41. ^ "Critical Mass Calculations for 241Am, 242mAm and 243Am" (PDF). Archived from the original (PDF) on 22 July 2011. Retrieved 3 February 2011.
  42. ^ Ludewig, H.; et al. (January 1996). "Design of particle bed reactors for the space nuclear thermal propulsion program". Progress in Nuclear Energy. 30 (1): 1–65. doi:10.1016/0149-1970(95)00080-4.
  43. ^ Ronen, Y; Raitses, G (April 2004). "Ultra-thin 242mAm fuel elements in nuclear reactors. II". Nuclear Instruments and Methods in Physics Research Section A: Accelerators, Spectrometers, Detectors and Associated Equipment. 522 (3): 558–567. doi:10.1016/j.nima.2003.11.421.
  44. ^ Ronen, Yigal; Aboudy, Menashe; Regev, Dror (March 2000). "A Novel Method for Energy Production Using 242 m Am as a Nuclear Fuel". Nuclear Technology. 129 (3): 407–417. doi:10.13182/NT00-A3071. S2CID 91916073.
  45. ^ Ronen, Y.; Fridman, E.; Shwageraus, E. (May 2006). "The Smallest Thermal Nuclear Reactor". Nuclear Science and Engineering. 153 (1): 90–92. doi:10.13182/NSE06-A2597. S2CID 116261684.
  46. ^ Golyand, Leonid; Ronen, Yigal; Shwageraus, Eugene (May 2011). "Detailed Design of 242 m Am Breeding in Pressurized Water Reactors". Nuclear Science and Engineering. 168 (1): 23–36. doi:10.13182/NSE09-43. S2CID 117602036.
  47. ^ Kessler, G. (May 2008). "Proliferation Resistance of Americium Originating from Spent Irradiated Reactor Fuel of Pressurized Water Reactors, Fast Reactors, and Accelerator-Driven Systems with Different Fuel Cycle Options". Nuclear Science and Engineering. 159 (1): 56–82. doi:10.13182/NSE159-56. S2CID 117822954.
  48. ^ 로넨 1988
  49. ^ 채플린 1988
  50. ^ 루비아, 카를로. "우주 추진을 위한 핵분열 파편 가열" No. SL-Note-2000-036-EET. CERN-SL-Note-2000-036-EET, 2000
  51. ^ Augelli, M; Bignami, G F; Genta, G (February 2013). "Project 242: Fission fragments direct heating for space propulsion—Programme synthesis and applications to space exploration". Acta Astronautica. 82 (2): 153–158. doi:10.1016/j.actaastro.2012.04.007.
  52. ^ Davis, Eric W (2004). "Advanced Propulsion Study". Warp Drive Metrics.
  53. ^ Cesana, Alessandra; et al. (October 2004). "Some Considerations on 242 m Am Production in Thermal Reactors". Nuclear Technology. 148 (1): 97–101. doi:10.13182/NT04-A3550. S2CID 93992134.
  54. ^ Benetti, P.; et al. (August 2006). "Production of 242mAm". Nuclear Instruments and Methods in Physics Research Section A: Accelerators, Spectrometers, Detectors and Associated Equipment. 564 (1): 482–485. doi:10.1016/j.nima.2006.04.029.
  55. ^ "Recent Activities at the Center for Space Nuclear Research for Developing Nuclear Thermal Rockets" (PDF). inldigitallibrary.inl.gov. Idaho National Laboratory. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. Retrieved 12 June 2017. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  56. ^ Smith, Rick (10 January 2013). "NASA Researchers Studying Advanced Nuclear Rocket Technologies". space-travel.com.
  57. ^ Brian Fishbine; Robert Hanrahan; Steven Howe; Richard Malenfant; Carolynn Scherer; Haskell Sheinberg; Octavio Ramos Jr. (December 2016). "Nuclear Rockets: To Mars and Beyond". National Security Science. Los Alamos National Laboratory. Archived from the original on 25 June 2012. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  58. ^ "How long would a trip to Mars take?". NASA. Archived from the original on 11 January 2004. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  59. ^ "How Fast Could (Should) We Go to Mars? Ad Astra Rocket". adastrarocket.com. Archived from the original on 18 November 2013.
  60. ^ a b Laura M. Burke; Stanley K. Borowski; David R. McCurdy; Thomas Packard (July 2013). A One-year Round Trip Crewed Mission to Mars using Bimodal Nuclear Thermal and Electric Propulsion (BNTEP). 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference San Jose, California. arc.aiaa.org. doi:10.2514/6.2013-4076.
  61. ^ a b Borowski, Stanley K.; McCurdy, David R.; Packard, Thomas W. (9 April 2012). "Nuclear Thermal Propulsion (NTP): A Proven Growth Technology for Human NEO / Mars Exploration Missions" (PDF). NASA. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  62. ^ Borowski, Stanley K.; McCurdy, David R.; Packard, Thomas W. (16 August 2012). "Nuclear Thermal Rocket/Vehicle Characteristics And Sensitivity Trades For NASA's Mars Design Reference Architecture (DRA) 5.0 Study" (PDF). NASA. Archived (PDF) from the original on 9 October 2022. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  63. ^ Chris Bergin (24 January 2012). "SLS Exploration Roadmap evaluations provide clues for human Mars missions". NASASpaceFlight.com. Retrieved 26 January 2012.
  64. ^ Rick Smith for Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama (SPX) (10 January 2013). "NASA Researchers Studying Advanced Nuclear Rocket Technologies".{{cite web}}: CS1 maint: 다중 이름: 작성자 목록(링크)
  65. ^ Mohon, Lee (2 August 2017). "New NASA Contract Will Advance Nuclear Thermal Propulsion Technology". NASA. Public Domain 이 문서에는 공개 도메인에 있는 이 출처의 텍스트가 포함되어 있습니다.
  66. ^ "Final fiscal year 2019 budget bill secures $21.5 billion for NASA". SpaceNews. 17 February 2019. Retrieved 14 August 2019.
  67. ^ a b Wall, Mike (30 September 2020). "US military eyes nuclear thermal rocket for missions in Earth-Moon space". SPACE.com.
  68. ^ Erwin, Sandra (10 April 2021). "General Atomics wins DARPA contract to develop nuclear reactor to power missions to the moon". SpaceNews.com.
  69. ^ DARPA, 핵추진 우주선 산드라 어윈 개발 추진, 스페이스 뉴스 2022년 5월 4일
  70. ^ Bardan, Roxana (24 January 2023). "NASA, DARPA Will Test Nuclear Engine for Future Mars Missions - NASA". NASA.
  71. ^ Berger, Eric (26 July 2023). "The US government is taking a serious step toward space-based nuclear propulsion". Ars Technica. Retrieved 26 July 2023.
  72. ^ Bennett, Gary (September 1990). "Safety Status of Space Radioisotope and Reactor Power Sources". Proceedings of the 25th Intersociety Energy Conversion Engineering Conference. Vol. 1. Institute of Electrical and Electronics Engineers. pp. 162–167. doi:10.1109/IECEC.1990.716860. ISBN 0-8169-0490-1. S2CID 13940897. Retrieved 21 September 2022.
  73. ^ Buden, David (January 1992). "Safety questions relevant to nuclear thermal propulsion". AIP Conference Proceedings. American Institute of Physics. 246: 648–654. Bibcode:1992AIPC..246..648B. doi:10.1063/1.41909. Retrieved 21 September 2022.
  74. ^ Sforza, Pasquale (July 1993). "A safety and reliability analysis for space nuclear thermal propulsion systems". Acta Astronautica. 30: 68. Bibcode:1992wadc.iafcQX...S. doi:10.1016/0094-5765(93)90101-2. Retrieved 21 September 2022.

외부 링크